專利名稱：升降副翼控制系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
各實施方案涉及航空飛行器，并且涉及一種航空飛行器和/或無人駕駛航空飛行器(UAV)的副翼控制系統(tǒng)。背景諸如UAV的航空飛行器的飛行控制可以通過升降舵、副翼、方向舵的組合和/或以下多種結構的組合來進行配置例如組合成襟副翼的襟翼和副翼、組合成升降副翼的升降舵和方向舵、組合成方向升降舵的方向舵和升降舵。用于UAV的機翼可以包括一個致動器和一個可以圍繞一條鉸接線被致動的鉸接襟翼以便用作亞音速UAV的控制表面。披露內(nèi)容一種航空飛行器包括一個機身，該機身容納了一個機身安裝的第一操縱器；一個第一機翼，該第一機翼包括彈性地安裝在該第一機翼上的一個第一控制表面，其中該第一控制表面與機身安裝的該第一操縱器是相對的；可轉動地附接到該機身殼體上的一個第二機翼；以及一個機身安裝的第二操縱器，該第二操縱器被布置在該機身殼體之內(nèi)并且是部分地可伸展以便接合該第二機翼。這種航空飛行器可以是有人駕駛的或者無人駕駛的。這種航空器的機身殼體可以包括一個機身安裝的第三操縱器；以及一個第三機翼，該第三機翼包括彈性地安裝在該第三機翼上的一個第二控制表面。另外，這種航空器可以包括可轉動地附接到該機身殼體上的一個第四機翼。在其他實施方案中，具有一個機身安裝的第三操縱器以及一個第三機翼(該第三機翼包括彈性地安裝在該第三機翼上的一個第二控制表面)的這種航空飛行器的機身殼體還可以包括一個中部本體，其中該第一機翼和該第三機翼是沿著該機身的中部本體布置的。在其他實施方案中，這種機身可以進一步包括一個漸縮的后部部分，其中該第二機翼和該第四機翼是沿著該機身的漸縮的后部部分而布置的。在一些實施方案中，一種有人駕駛或無人駕駛的航空飛行器可以包括一個機身，該機身容納了一個機身安裝的第一操縱器，其中這個機身安裝的第一操縱器是通過一個機身開口可伸展的一個第一致動器操縱桿；一個第一機翼，該機翼包括一個彈性地安裝在該第一機翼上的一個第一控制表面，該第一控制表面可以是被鉸接在該第一機翼附近的一個直線接頭處的該第一機翼的一個后緣，其中該第一控制表面與機身安裝的該第一操縱器是相對的；可轉動地附接到該機身殼體上的一個第二機翼；以及一個機身安裝的第二操縱器，該第二操縱器被布置在該機身殼體內(nèi)并且是部分地可伸展以便接合該第二機翼。此外，該機身安裝的第三操縱器可以是例如通過一個第二機身開口可伸展的一個第二致動器操縱桿。在另一個實施方案中，一種航空飛行器飛行控制方法可以包括提供與一個機身安裝的第一致動器操縱桿相對的一個第一彈性安裝的控制表面；并且基于一個或多個命令信號通過該機身安裝的第一致動器操縱桿來偏轉該第一彈性安裝的控制表面。在另一個實施方案中，一種航空飛行器可以包括一個機身，該機身包括一個向后漸縮的殼體，其中該機身的后部以部分地由該第一機翼限定的一個角度漸縮；一個第一機翼，該第一機翼可以被彈性地安裝到該機身殼體上，和/或可轉動地附接到該機身殼體上， 和/或通過一個鉸鏈安裝到該機身殼體上；以及一個操縱器元件，該操縱器元件被布置在該機身殼體之內(nèi)并且是部分地可伸展的以便接合該第一機翼。此外，該第一機翼可以圍繞一條軸線轉動并且該轉動軸線可以相對于該機身殼體的縱向軸線是傾斜的。這個第一機翼可以響應于該操縱器元件的平移，其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的并且該操縱器元件是與一個致動器接合的以便實現(xiàn)該第一機翼的角轉動并且該操縱器元件可以從一個機身開口是進一步可伸展的，其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。在另一個實施方案中，一種航空飛行器可以包括一個機身，該機身包括一個向后漸縮的殼體，其中該機身的后部以部分地由該第一機翼限定的一個角度漸縮；一個第一機翼，該第一機翼可以被彈性地安裝到該機身殼體上，和/或可轉動地附接到該機身殼體上， 和/或通過一個鉸鏈安裝到該機身殼體上；以及一個操縱器元件，該操縱器元件被布置在該機身殼體內(nèi)并且是部分地可伸展的以便接合該第一機翼，其中該轉動軸線是圍繞一條鉸接線，該鉸接線相對于該機身殼體的縱向軸線是傾斜的并且該第一機翼是響應于該操縱器元件的平移。此外，該航空飛行器的操縱器元件可以相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的，可以從一個機身開口是進一步地可伸展的，可以在一條單一軸線上平移，并且可以是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼的角轉動。在另一個實施方案中，一種航空飛行器飛行控制方法可以包括提供與一個機身安裝的第一致動器操縱桿相對的一個第一彈性安裝的控制表面；并且基于一個或多個命令信號通過該機身安裝的第一致動器操縱桿來偏轉該第一彈性安裝的控制表面，這可以進一步包括一個可轉動地附接到該機身殼體上的第二機翼；其中該第二機翼與該第一機翼相對；其中該機身的后部以由該第二機翼進一步限定的一個角來漸縮；其中該第一機翼和該第二機翼抵靠著該操縱器元件的相對端；并且其中該操縱器元件與該第一機翼和該第二機翼接合。此外，該第一機翼和該第二機翼可以彼此協(xié)作移動和/或可以被彈性地安裝到該機身殼體上；其中該第一機翼和該第二機翼的轉動軸線相對于該機身殼體的一條縱向軸線是傾斜的；其中該第一機翼和該第二機翼是響應于該操縱器元件的平移；其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的；其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼和該第二機翼的角轉動；其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的；并且其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。此外，該第一機翼可以通過一個鉸鏈被安裝到該機身殼體上；其中該轉動軸線是圍繞一條鉸接線，該鉸接線相對于該機身殼體的一條縱向軸線是傾斜的；其中該第一機翼和該第二機翼是響應于該操縱器元件的平移；其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的；其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼和該第二機翼的角轉動；其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的；并且其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。附圖簡要說明各實施方案是借助附圖通過舉例的方式來展示的，并且不受這些圖的限制，并且在附圖中

圖1是一個航空飛行器實施方案的平面視圖；圖2是該航空飛行器實施方案的側面正視圖；圖3是一種系統(tǒng)架構實施方案的頂層功能框圖；圖4是處于收起狀態(tài)的一個實施方案的底部透視圖；圖5是處于展開狀態(tài)的一個實施方案的底部透視圖；圖6是處于展開狀態(tài)的本發(fā)明的一個實施方案的底部透視圖，描繪了一個伸展的右舷舵操縱桿與一個偏轉尾緣接觸；圖7A描繪了本發(fā)明的一個實施方案的左舷機翼尾緣區(qū)域的側視圖，展示了左舷致動器的一個操縱桿，這個操縱桿已經(jīng)被致動以便接觸該左舷尾緣的頂表面；圖7B描繪了本發(fā)明的一個實施方案的左舷機翼尾緣區(qū)域的側視圖，展示了左舷致動器的一個操縱桿，這個操縱桿被致動以便相對于該左舷機翼的一個頂表面來成角度地偏轉一個左舷尾緣的頂表面；圖7C描繪了一個機翼的截面視圖，通過一個無對抗的彈性元件產(chǎn)生的一個升高
尾緣；圖7D描繪了一個機翼的截面視圖，通過一個基于機身的致動器操縱桿的延伸來對抗該彈性元件而產(chǎn)生一個共線的尾緣；圖7E描繪了一個機翼的截面視圖，通過一個基于機身的致動器操縱桿的進一步延伸來對抗該彈性元件而產(chǎn)生一個偏轉的尾緣；圖8A描繪了一個實施方案的在這些致動器操縱桿的后面并且向前觀察的截面視圖，一個右舷致動器操縱桿相對于右舷機翼的頂部與右舷尾緣相接觸；圖8B描繪了一個實施方案的在這些致動器操縱桿的后面并且向前觀察的截面視圖，該右舷尾緣相對于右舷機翼的頂部偏轉；圖9描繪了一個功能框圖，其中一個升降舵命令和副翼命令可以被輸出并被組合以便向一個左舷致動器和一個右舷致動器提供命令；圖IOA描繪了一個實施方案的俯視圖，示出了航空飛行器的漸縮的后部部分；圖IOB描繪了一個實施方案的側面正視圖，其中這些方向舵被示出為它們將展開以便控制偏擺運動；
圖IlA描繪了這些方向舵表面的一個示例性展開前的位置；圖IlB描繪了這些方向舵表面的展開位置的一個示例性起始階段；圖IlC描繪了這些方向舵表面的展開位置的一個示例性階段；圖IlD將這些方向舵表面的展開位置的一個示例性階段描繪為這些方向舵表面被展開并且被該致動器接收；圖12A是一個航空飛行器實施方案的一個部分的平面圖，描繪了一個單一的方向舵的轉動；圖12B是一個航空飛行器實施方案的一個部分的平面圖，描繪了一個單一的方向舵的轉動的下一階段；圖12C是一個航空飛行器實施方案的一個部分的平面圖，描繪了一個單一的方向舵的轉動的下一階段；
圖12D是一個航空飛行器實施方案的一個部分的平面圖，描繪了一個單一的方向舵的轉動的下一階段；圖12E是一個航空飛行器實施方案在該方向舵已經(jīng)附接到該機身壁時的一個部分的平面圖，；圖12F是一個航空飛行器實施方案的一個部分的平面圖，其中該操縱器元件被附接到該方向舵上并且將其固定在位；圖13A是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的一個側面角度視圖，描繪了一個方向舵表面的一個示例性展開前的位置；圖1 是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的一個側面角度視圖，描繪了這些方向舵表面的一個示例性展開中的位置；圖13C是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的一個側面角度視圖，描繪了這些方向舵表面的一個示例性展開后的位置；圖13D是一個航空飛行器的后段的切開視圖，描繪了一個致動器使一個致動器桿起作用；圖14A是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，將這些方向舵描繪為正處于折起狀態(tài)；圖14B是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，將這些方向舵描繪為正處于展開的起始階段；圖14C是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，將這些方向舵描繪為在它們正處于展開的中間；圖14D是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，描繪了這些方向舵處于它們即將完成展開處；圖14E是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，描繪了這些方向舵正抵靠在機身上而站立并且被完全展開；圖14F是一個航空飛行器的漸縮的后部部分的后視圖，描繪了這些方向舵正被一個致動器桿接合；圖15A是一個航空飛行器的平面視圖，示出了一個可轉動表面帶有安裝在該平臺上的多個方向舵；圖15B是該航空飛行器實施方案的一個側面正視圖，示出了一個可轉動表面帶有安裝在該平臺上的多個方向舵；并且圖16描繪了一個功能框圖，其中一個升降舵命令，一個副翼命令，以及一個方向舵命令可以被輸出并組合以便向一個左舷致動器和一個右舷致動器提供命令。最佳模式參照這些展示了示例性實施方案的附圖。圖1示出了本發(fā)明的UAV部分100的一個示例性實施方案的俯視圖。這個示例性的UAV包括一個具有自導引傳感器111(例如，用于感測可見光和/或紅外光的像素陣列)的前端110，以及可部署的有效負荷112，例如，彈頭或其他攻擊彈藥，可部署的電子子組件，以及著色艙(pigmenting capsule)。前端110還可包括電子組件(EA) 113或航空電子設備，該電子組件(EA)或航空電子設備可以包括一個包括制導指令的制導處理器，這些制導指令在被執(zhí)行時接受有關UAV位置、線性速度和/或旋轉速度、線性加速度和/或姿態(tài)的信息，并產(chǎn)生用于自動駕駛處理和/或發(fā)動機控制處理或遠程人工駕駛處理的指令。這種UAV可包括一個或多個功率源114，例如，電池單元或燃料電池以及功率調(diào)節(jié)電路。這種UAV可包括飛行器專用的傳感器，例如，GPS天線和GPS接收器，例如，作為EA和/或姿態(tài)和/或速率陀螺和/或線性加速度計的一部分，其可接近EA 和/或飛行器的重心。這種UAV可包括推力產(chǎn)生模式，例如，一個推進器130和一個推進器馬達131，并且，其他實施方案可分開地或組合地使用渦輪馬達和/或火箭馬達。這種UAV 可以具有多個升力表面，例如翼面141，142，尾面143，144以及方向舵表面145，146。這些翼面可以具有作為升降副翼運行的多個受致動的控制面板147，148，或者可以作為升降舵而被實施為翼面，并且這些尾部表面可以具有作為副翼運行的多個受致動的控制面板。這種UAV在偏擺中可以是靜態(tài)穩(wěn)定的，并且可以通過這一個或多個方向舵表面的鉸接尾段而增強。這種UAV的一些實施方案可具有安裝在可旋轉的平臺上的兩個方向舵組件，這些可旋轉的平臺可以與UAV機身的形狀相符以實現(xiàn)偏擺控制方面的增強。圖2以側視圖示出了示例性UAV，其中示出的翼面142帶有運動中的尾部控制表面 148并且?guī)в袕臋C身201延伸的兩個天線(未按比例)。一個天線元件可用作一個上行鏈路210，具體用于接收一個模式控制信號，該模式控制信號實現(xiàn)從一種末端自導引模式到一種目標搜索/偵查或空中巡邏模式的過渡，或者從目標搜索到一種自導引模式的過渡。另一個天線元件可用作下行鏈路220，用于傳送諸如現(xiàn)場視頻、自動視頻跟蹤狀態(tài)、飛行參數(shù)和/或UAV狀態(tài)的數(shù)據(jù)。當由GPS頻率波段內(nèi)幾乎透明(低損耗)的材料制成時，GPS天線230可被可形狀相符地安裝或安裝在機身之內(nèi)，即，在機身蒙皮的后面?？傮w上，這種GPS 天線可以被安裝成能夠接收來自GPS衛(wèi)星群的信號。圖3示出了這種UAV處理與制導以及控制子系統(tǒng)300的一個示例性功能框圖，其中制導傳感器310提供涉及一個尋的器處理器320的尋的處理的有關外部環(huán)境信息。一個制導傳感器，并且更加總體上的一個制導傳感器套件，可以包括一個被動和/或主動雷達子系統(tǒng)，一個紅外探測子系統(tǒng)，一個紅外成像子系統(tǒng)，一個可見光成像子系統(tǒng)(例如一個基于視頻攝像機的子系統(tǒng))，一個紫外光檢測子系統(tǒng)以及它們的多種組合。尋的器處理器320 可以包括圖像處理和目標跟蹤處理二者、以及目標指定或重新指定的輸入321，這種目標指定或重新指定的輸入可以從上行鏈路接收器335接收和/或者作為一個制導處理器330的輸出來接收。圖像處理和/或目標跟蹤信息322可以是通過下行鏈路發(fā)送器323來發(fā)送， 該下行鏈路發(fā)送器可以是一個上行鏈路/下行鏈路收發(fā)器的一部分。在執(zhí)行用于制導處理的指令時，制導處理器330可以接受來自尋的器處理320的目標信息324、以及來自GPS接收器331和多個陀螺儀和加速度計332 (如果有的話)的UAV飛行狀態(tài)信息，例如，位置、速度、以及姿態(tài)。制導處理器330為接收偵查航路點(reconnaissance waypoints)和/或搜索優(yōu)化軌跡(surveillance optimizing trajectories)而可以參照一個存儲器333。對于多個系統(tǒng)的實施方案，制導處理330可以通過一個外部數(shù)據(jù)端口 334 (在例如預發(fā)射的階段過程中)或通過上行鏈路接收器335(例如在發(fā)射后的階段過程中)來接收和/或上傳偵查航路點和/或搜索優(yōu)化軌跡。制導處理器330，作為執(zhí)行指令以決定飛行路徑、軌跡或航路操縱角度(course steering angle)和方向的部分，可以參照這種航路點和/或搜索優(yōu)化軌跡信息，尤其是在不處于末段自導引模式時。制導處理器330可通過一個上行鏈路接收器335來接收一個命令以便從末段自導引模式切換或以其他方式過渡到目標搜索模式，即，非末段自導引模式，以及從目標搜索模式切換到末段自導引模式。例如，尋的器處理330的視覺目標鎖定可參照GPS坐標而被跟蹤，并且可被集成到末段自導引解決方案中，該末段自導引解決方案可通過該制導處理器執(zhí)行涉及確定可修改的末段解決方案的多個指令來被重復地確定。—個末端自導引模式的實例可以是比例式導航，這種比例式導航帶有一種用于這種末端自導引模式的攻擊子模式的重力偏置(gravity bias)以及一種用于這種末端自導引模式的航空攔截子模式的加速偏置(acceleration bias)。制導處理330和自動駕駛處理340可以執(zhí)行指令以在例如升降副翼實施方案中實現(xiàn)側滾轉彎引導(bank-to-turnguidance)，以通過重新定向其速度向量來使航空飛行器改變方向。例如，一個或多個控制表面可以通過一個或多個控制表面致動器350而被重新定向，這個或這些控制表面致動器產(chǎn)生力和力矩以重新定向航空飛行器及其線性加速度中正交于其速度向量的部分。航空飛行器的線性加速度中沿著速度向量的部分受到空氣動力學阻力的極大影響，并且線性加速度可通過馬達處理器360和推進器馬達370而增加。對于具有完整的三軸線控制的實施方案而言，可以實施額外的控制型態(tài)，包括側滑轉彎(skid-to-turn)以及其他比例-積分-微分制導和控制架構。尋的器處理、制導處理、馬達處理、和/或自動駕駛處理可由具有可尋址存儲器的單個微處理器來執(zhí)行，和/或該處理可以例如通過數(shù)據(jù)總線來分配給處于分布式通信中的兩個或多個微處理器。圖4以底部透視圖展示了一個示例性航空飛行器400實施方案，這種實施方案具有一對處于收起位置的第一機翼，和一對處于收起位置的第二機翼，它們被布置在航空飛行器400的機身401的底部402上。在圖4中還示出了一個示例性的推進器轂430。為了轉動進入一個展開位置，一對示例性第一機翼410可以圍繞一個向前樞軸點411樞轉并且一對示例性第二機翼420可以圍繞一個向后樞軸點421樞轉。在某些實施方案中，機翼的這些收起位置允許在展開前將該航空飛行器儲存起來和/或用于其他用途并方便運輸。圖5以底部透視圖展示了一個示例性航空飛行器實施方案，這種該航空飛行器實施方案具有處于展開位置的兩對機翼410，420。在前的這一對示例性機翼410被描繪成各自具有鉸接的尾緣部分討1，討2以及安裝在底部的彈性元件551，552。圖6展示了這個示例性航空飛行器400實施方案的另一個底部透視圖，其中機身401，具體地在本展示中的這個底部部分402，被示出具有一個左舷開口 611和一個右舷開口 612，從此處一個致動操縱桿621，622從各開口中伸出。在兩個在前的機翼的靠近機身的機翼尾緣區(qū)域的底側各自被描繪成具有一個彈性件或柔性固定裝置551，552。圖7A描繪了左舷機翼尾緣區(qū)域的側視圖，其中左舷致動器721的操縱桿621已經(jīng)被致動以便與左舷尾緣541的頂部表面接觸。一個示例性機翼710可以包括兩個內(nèi)部結構元件，例如一個主升力結構平面元件711和一個控制表面結構元件712。圖7B描繪了左舷機翼尾緣區(qū)域的側視圖，其中該左舷致動器的操縱桿已經(jīng)被致動730以便相對于左舷機翼725的頂部表面成角度地偏轉這個左舷機翼尾緣Ml的頂部表面。圖7C以機翼710的截面視圖描繪了，通過一個無對抗的彈性元件陽1產(chǎn)生的一個升高的尾緣Ml。一種涂層713可以圍繞這兩個示例性結構元件711，712來布置，并且可以填充升力表面元件711與控制表面元件712之間的線性間隙714。這種涂層材料由此可以限定機翼710的平臺，并且可以從例如樹脂、塑料以及合成橡膠中選擇，以便沿著該線性間隙部分地提供撓性并且在低的亞音速飛行情況下提供基本上的層流。圖7D描繪了機翼710的一個截面視圖，通過一個基于機身的致動器操縱桿621的延伸730來對抗彈性元件551而產(chǎn)生了一個共線的尾緣Ml。 圖7E描繪了機翼710的一個截面視圖，通過一個基于機身的致動器操縱桿621的進一步延伸740來對抗彈性元件551而產(chǎn)生了一個偏轉的尾緣Ml。替代或者除了展示的尾緣控制表面之外，一個類似的安排可以應用到前緣控制表面。同樣，在后的一對機翼可以包括多個尾緣控制表面以及多個基于機身的可伸展的致動器操縱桿。圖8A描繪了在這些致動器操縱桿621，622的后面并且朝前看的一個截面視圖，一個右舷致動器操縱桿622相對于右舷機翼801的頂部與右舷尾緣542相接觸。圖8B描繪了在致動器操縱桿621，622的后面并且朝前看的一個截面視圖，響應于右舷致動器操縱桿 622的轉動821，右舷尾緣542相對于右舷機翼801的頂部偏轉822。圖9描繪了一個功能框圖900，其中來自自動駕駛處理340的一個升降舵命令 910 ( δ e)以及副翼命令920(Sa)可以被輸出為電壓命令并且可以根據(jù)混合器邏輯930進行組合以提供一個左舷致動器命令931和一個右舷致動器命令932?；旌掀鬟壿?30可以被實施為自動駕駛處理的一部分或實施為一個單獨的模塊或電路?？梢耘渲靡粋€左舷致動器950，其中正電壓在一個收起方向上驅動該左舷致動器操縱桿，而負電壓在一個伸展方向上驅動該左舷致動器操縱桿。同樣，可以配置一個右舷致動器960，其中正電壓在一個收起方向上驅動該右舷致動器操縱桿，而負電壓在一個伸展方向上驅動該右舷致動器操縱桿。 左舷致動器950和右舷致動器960可以被配置有伸展/收起反饋，該反饋可以進一步調(diào)整和/或微調(diào)該致動器操縱桿的定位。在一些實施方案中，可以對這種航空飛行器進行配置， 其中這些尾緣因這些對應的彈性元件各自提供的轉動力而可以最初被向上偏轉。在一個實例中，其中這些機翼是沿著機身的底部而布置的，并且機身的頂部是朝向天空而定向的，這些尾緣偏轉可以產(chǎn)生向上的俯仰力矩，通過這些致動器操縱桿中每一個的轉動性的伸展而隨后可以將這些俯仰力矩降低或帶到零(即，配平(trim))。在一些實施方案中，多個線性致動器可以取代致動這些接觸操縱桿的這些示例性轉動致動器。除了在此提出的這些可致動的控制表面，例如作為升降副翼運行的控制面板147， 148，實施方案可以具有額外的此類表面。這些控制表面還是可以是可展開的以便允許UAV 被配置用于儲存(例如在一個發(fā)射管內(nèi))或者被配置用于運行(例如飛行)。此類可展開的控制表面的這個(這些)具體位置和/或取向可以根據(jù)這個(這些)控制表面將如何實現(xiàn)該飛行器關于其一個或多個自動度的運動(例如一個方向舵為該飛行器賦予一個偏擺運動)而改變。與升降副翼147，148—樣，對于每一個此類額外的可致動控制表面而言，可以安排一個或多個致動器使得在該控制表面展開之后，這個(這些)致動器將與這個(這些)表面相互作用以導致所希望的致動。在多個實施方案中，該UAV包括一個機身，其中一個可展開的控制表面組件(例如一個豎直的穩(wěn)定器和/或方向舵)被安裝在該UAV的后部處或者其附近。該控制表面組件的展開可以通過不同的方法實現(xiàn)，包括滑動、樞轉、轉動或類似方法到位。多個實施方案具有圍繞一個鉸鏈轉動的一個控制表面組件，該鉸鏈使得一個彈簧例如圍繞該鉸鏈被定位以便給予一個偏置力來將該控制表面組件從其存放位置推動到其運行位置。例如，該UAV可以包括圍繞一個轉動軸線轉動到位的一個或多個豎直的穩(wěn)定器和 /或方向舵。此類控制表面可以沿著該機身的漸縮部分定位在該機身的后部，其中這種漸縮可以被配置成在這些控制表面以及其他部件(例如一個折疊的推進器)處于存放位置時保持這些控制表面以及其他部件。當這些方向舵從存放位置展開到它們的運行位置之后，這些方向舵可以被一個操縱器元件(effector member)轉動和/或偏轉，該操縱器元件可以被橫向布置在該機身殼體之內(nèi)并且部分可伸展以接合這些方向舵。該操縱器元件可以由一個致動器進行驅動。一旦接合，該操縱器元件的末端就通過到這些方向舵表面上的附著、貼附、卡接或者其他由于部分的彈性張力和/或空氣壓力的固定方式而抵靠這些方向舵。這些方向舵的轉動軸線可以是相對于該UAV的一條縱向軸線傾斜的一個折縫或例如一個鉸鏈(被彈性安裝或彈簧加載的)。該UAV的縱向軸線從機首到尾端延伸穿過該機身的中央，從而經(jīng)過該UAV的重心。此外，這些方向舵可以通過一個致動器而被轉動和/或偏轉，例如通過由一個致動器驅動的軸或推桿。這樣，一個單一的鉸鏈起到的作用是既允許一個方向舵圍繞其在展開過程中從存放位置轉動到運行位置，又允許這些方向舵圍繞其轉動，在展開之后該方向舵是由該致動器來移動或偏轉的。圖IOA展示了本發(fā)明的UAV部分1000的一個示例性實施方案的俯視圖。該示例性UAV包括一個機身1001，該機身可以包括一個電子組件(EA) 1013或航空電子設備，該電子組件(EA)或航空電子設備可以包括一個包括制導指令的制導處理器，這些制導指令在被執(zhí)行時接受有關該UAV位置、線性速度和/或旋轉速度、線性加速度和/或姿態(tài)的信息，并產(chǎn)生用于自動駕駛處理和/或發(fā)動機控制處理或遠程人工駕駛處理的指令。該UAV可以包括推力產(chǎn)生模式，例如一個推進器1030。該UAV可以具有多個升力表面，例如翼面1041，1042，尾面1043，1044，以及方向舵表面1045，1046。機身1001在此實施方案中包括一個向后漸縮的殼體1050的一部分。這種漸縮被配置為在處于存放位置時保持這些控制面和這個折疊的推進器。這些方向舵表面可以對抗不利的偏擺并且可以被用于通過一個致動控制元件1049來控制以便穩(wěn)定、指向和/或轉彎UAV，該致動控制元件可以例如是一個桿或圍繞一個致動器軸可轉動的一個彎曲的操縱桿。該UAV可以是在偏擺中靜態(tài)穩(wěn)定的，但是在圖IOA的示例性實施方案中，方向舵1045，1046可以改變由尾部表面產(chǎn)生的橫向力的量值，并且因此這些方向舵從氣流中出來的這種偏轉可以被用于產(chǎn)生和控制該UAV的偏擺運動，例如，以便指向該UAV的中心線。就是說，這些方向舵表面可以被用于控制該UAV的機首的位置。該UAV的轉彎是通過使用副翼或升降副翼而使得該UAV傾斜向一側來導致的。這種傾斜可以導致該UAV的飛行路徑彎曲，并且因此這些方向舵表面1045,1046會有助于確保該UAV與彎曲的飛行路徑正確地對齊，并且這種轉彎是協(xié)調(diào)的。否則，該UAV會遇到額外的阻力，這種阻力會使該UAV移出飛行路徑并且其傳感器可以不會像所希望的那樣被引導。這些方向舵還可以被用于指向或引導以允許這些UAV的傳感器和/或彈藥瞄準一個希望的方向。對于該UAV應注意的是盡管在圖IOA的實施方案中示出了兩個方向舵，但是可以采用一個或多于兩個的方向舵或者沿著該機身或該UAV的其他部件被定位在其他位置的其他控制表面。應注意的是任何此類可展開的控制表面可以是成角度的或者傾斜的，從而使得該UAV能夠以一個以上的自由度進行移動。在一些實施方案中，可能有用于兩個或更多控制表面的多于一個的單一致動器，這樣使得這些表面可以被分別移動和/或彼此獨立地移動。圖IOB描繪了圖IOA的側面正視圖，示出一個示例性方向舵1046的兩個位置。方向舵1046被描繪成它可以坐落在機身壁上并且抵靠在漸縮的后部部分1050上，并且該方向舵可以展開以便控制這種偏擺運動。一個示例性傾斜的鉸接線1060確定了轉動軸線，并且作為樞軸線而服務于方向舵的展開。鉸鏈1060可以包括一個彈簧以便將方向舵1046從其抵靠機身部分1050的存放位置偏置上至其運行位置，并且將該方向舵偏置抵靠到該致動器上。該圖還示出機翼1042、機尾1044，以及推進器1030。圖IlA至圖IlD以俯視圖描繪了方向舵表面1145,1146的示例性實施方案。圖 IlA以俯視圖示出了示例性UAV的一部分，并且?guī)в蟹较蚨姹砻?145，1146 (處于折疊狀態(tài))以及一個操縱器元件，例如一個桿1149。如所示的UAV是處于展開前的階段并且方向舵1145，1146是向前的并且平齊靠在機身1110的漸縮后部部分1150上。鉸鏈1155，1156 被示出將這些方向舵連接到機身上。圖IlB示出該UAV處于展開的起始階段，其中方向舵 1145，1146可以由這些表面上的動態(tài)壓力和/或如在本實例中由一個彈簧加載力來被強制展開。提供這種力的這些彈簧可以被定位在這些鉸鏈處或附近，其中這些彈簧在這些方向舵上施加力以便使它們從存放位置移動到運行位置，并且在此之后使它們偏置。如所展示的，方向舵1145,1146在被展開時，它們對應地圍繞帶有鉸鏈軸線1160,1161的鉸鏈1155， 1156轉動。圖IlC示出了當這些方向舵1145，1146已經(jīng)圍繞鉸鏈軸線1160轉動時，方向舵 1145，1146更進一步展開。圖IlD示出致動器操縱桿或桿1149 (它從該機身伸出并且位于鉸鏈軸線1160上方)以便一旦展開就有助于與方向舵1145，1146接合。致動器桿1149被示出為延伸出該機身本體，其中在方向舵1145，1146展開之后并且在該桿的各端停止轉動運動時該致動器桿可以與這些方向舵接合。方向舵1145，1146可以通過一種緊固裝置(例如至少磁體、鉤子、夾子、法蘭、樁、銷釘、Velcro 的一組或它們的多種組合)而連接到這些桿端1147,1148。在這個實例中，致動器操縱桿1149的長度可以不延伸超過該機身的橫向寬度與方向舵1145，1146的這些表面的寬度之差。圖12A至圖12F描繪了一個單一的方向舵表面1245系統(tǒng)的示例性實施方案移動經(jīng)過不同階段。圖12A以俯視圖示出一個示例性UAV，其中偏擺控制被示出為具有一個方向舵1245。這個視圖側重于該方向舵(處于折疊狀態(tài))以及一個操縱器元件，例如一個桿 1249。這個實施方案描繪在從該發(fā)射管被展開之前的作為一個向前折疊的垂尾的該方向舵。桿1249可以被放置在機身殼體1201內(nèi)部并且可以被用于致動方向舵1245的運動。 圖12B示出了與圖12A相同的UAV(當該UAV正被展開并且離開該發(fā)射管時)其中方向舵 1245圍繞一個軸線1沈0(例如一個鉸接線)轉動。圖12C示出當方向舵1245繼續(xù)圍繞鉸鏈軸線1260轉動時，方向舵1245在展開階段中更進一步。在這點可以看到該方向舵的頂部表面區(qū)域的一個較大部分。在圖12D中，隨著方向舵1245繼續(xù)沿著該軸線運動，從這個俯視圖中能看到的頂部表面減少。圖12E示出了展開結束的情形，其中完全展開的方向舵 1245抵靠著該機身壁。圖12F進一步示出了同一個UAV，其中方向舵1245在從發(fā)射管中離開后已經(jīng)完全展開并且已經(jīng)與桿1249形成接觸。在一些實施方案中，如在此圖中所描繪的桿1249可以這些末端上具有多塊磁體并且在方向舵1245上具有金屬接片，以便有助于捕獲方向舵1245。圖12F也描繪了當方向舵正在與該致動器桿接合時方向舵的運動，并且示出與這些方向舵相關的轉動軸線。圖13A描繪機身1301的漸縮的后部部分的側視圖，其中方向舵1345和推進器 1330(二者都處于折疊狀態(tài))已經(jīng)包繞并且向內(nèi)收攏，因為該UAV可以是在一個發(fā)射管內(nèi)部或處于一個展開前的階段。這個視圖進一步將一個示例性致動器桿1349的位置描繪成它可以位于機身殼體1301內(nèi)部，并且從位于方向舵轉動軸線(例如鉸接線1355)上方的兩個相反的開口延伸出。這個視圖示出相對于該UAV的縱向軸線傾斜的這個轉動軸線。這個傾斜的鉸接線的范圍可以從大于零度直至90度。如在這些實例中所示出的一些實施方案具有一個范圍在30度到60度之間的傾斜角?？梢允褂靡粋€45度的傾斜角。圖1 描繪了同樣的側視圖，該UAV在它正被展開時的方向舵1345，1346的情形并且演示了展開后推進器1330的位置以及方向舵1345,1346當它們正圍繞鉸接線1355轉動時的情形。圖13C示出了完全展開的方向舵1345,1346以及通過一種緊固方法(例如至少磁體、鉤子、夾子、法蘭、樁、銷釘、Velcro 的一組或它們的多種組合)而緊固到這些方向舵上的致動器桿。致動器桿1349可以是通過一個致動器來被控制，例如至少機電連桿、一個齒輪或齒輪組件、和/或蝸輪傳動機構的一組。在一個實施方案中，這些方向舵的轉動可以是通過該致動器接合該桿以便使該桿對抗多個彈性安裝的方向舵的彈簧回彈力進行平移。該致動器桿用來確保方向舵1345，1346彼此協(xié)同移動由此提供偏擺控制。圖13D是一種實施方案的一個后部區(qū)段的切開視圖，描繪了機身1301，其中方向舵1345，1346( 二者均展開)已經(jīng)與一個操縱器元件(例如一個桿1349)接合。致動器桿1349被描繪成被容納在機身1301內(nèi)部，并且從位于一個鉸鏈13M的方向舵轉動軸線(例如一個傾斜的鉸接線1355)上方的兩個相反的開口 1375，1376延伸到機身外部。在一些實施方案中，鉸鏈13M可以包括一個圍繞該鉸鏈的一部分的彈簧元件1378，其中該彈簧可以起到展開方向舵1345，1346的作用，并且在方向舵1345，1346處于運行位置時，可以將方向舵1345，1346偏置抵靠到致動器桿1349上。圖13D進一步描繪了方向舵1345，1346抵靠到致動器桿1349上，并且其中致動器桿1349被描繪成由一個后結構元件(未示出)可滑動地支撐。致動器桿1349可以包括球狀端1372，1373以便連接或抵靠這些方向舵1345，1346。致動器桿1349可以具有多個齒，這些齒與一個具有可配合的多個齒的盤1371相嚙合，這些可配合的齒收斂于每個齒頂處。致動器1370通過以下方式實現(xiàn)方向舵1345,1346的運動，即通過盤1371與致動器桿1349接合、通過致使盤1371圍繞如所描繪的垂直于該UAV的縱向軸線1380的一個軸線而轉動。圖14A至圖14F描繪了方向舵表面1445，1446和UAV機身1410的一個示例性實施方案的后視圖。圖14A是機身的一個漸縮的后部部分1450的后視圖，將方向舵1445，1446描繪成正處于折起的狀態(tài)。在這個實施方案中，鉸接線1460可以被看到為它從機身的后部朝向中間本體漸縮。鉸接線1460是以相對于該機身的縱向軸線的一個選定角度而傾斜的。圖14B同樣是這個漸縮的后部部分的后視圖，將方向舵1445，1446描繪成正處于展開初始階段。在這個實施方案中，一旦釋放，一個彈性安裝力或一個彈簧加載的鉸鏈(與風的阻力相結合)可以有助于這些方向舵圍繞鉸接線1460運動。圖14C將方向舵1445，1446描繪成它們處于展開中，并且圍繞樞軸線(例如傾斜的鉸接線1460)轉動。在發(fā)射過程中在這個展開階段風的阻力會處于最高點，并且因此可以朝向該機身的后部推動這些方向舵。圖14D進一步將方向舵1445，1446描繪成它們接近其展開結束時，并且可以如展開的一樣而抵靠漸縮的機身壁而站立。圖14E將方向舵1445，446描繪成正被該致動器(并且在本實例中，桿1449)接合，該桿起到止動件的作用以使這些方向舵保持在位，在該點處它們可以實現(xiàn)最小的空氣阻力的量值，因為它們可以是激勵(edge on into)到風矢量中的。圖14F描繪了當這些方向舵被致動器桿1449接合時它們的運動，并且描繪了與這些方向舵相關
13聯(lián)的旋轉軸線。在這個實施方案中，該桿橫向地推動這些方向舵中的一個方向舵1446，從而控制該UAV的偏擺運動，例如以便指向該UAV的中心線，并且另一個方向舵1445是由風、彈性鉸鏈和/或彈簧加載力推動的或驅使的。圖15A展示了本發(fā)明的UAV部分1500的一個示例性實施方案的俯視圖。這個視圖示出了一個可轉動的表面1539，該可轉動的表面帶有被安裝到平臺1539上的方向舵表面1545,巧46(這些方向舵表面被描繪成垂直于該平臺)以及可以控制平臺致動器1539的旋轉運動的在該機身內(nèi)的一個致動器。圖15B以側視圖示出了該示例性UAV，其中方向舵表面1545被示出為基本上垂直于該UAV的縱向軸線地安裝的。方向舵1545被描繪成被固定到這個可轉動表面上，其中可轉動表面1539與機身殼體的一部分是共面的。在一個實施方案中，平臺1539可以處于機身的一個井中，其中該致動器軸具有一個密封環(huán)以便有助于阻擋外界元素的進入。在一些實施方案中，方向舵1545，1546在其根部處包括一個鉸鏈和彈簧，從而使得這些方向舵可以折疊而平齊地抵靠在機身上用于存儲，并且隨后還可以被展開到一個基本上豎直的位置用于操作。圖16描繪了一個功能框圖1000，其中從自動駕駛處理340、一個升降舵命令910 ( δ e)，一個副翼命令920 ( δ a)以及一個方向舵命令1025 ( δ r)可以被輸出為電壓命令并且可以根據(jù)混合器邏輯930來組合以便提供一個左舷致動器命令931、一個右舷致動器命令932、以及一個方向舵致動器命令1070?；旌掀鬟壿?30可以被實施為自動駕駛處理的一部分或實施為一個單獨的模塊或電路?？梢耘渲靡粋€左舷致動器950，其中正電壓在一個收起方向上驅動該左舷致動器操縱桿，而負電壓在一個伸展方向上驅動該左舷致動器操縱桿。同樣，可以配置一個右舷致動器960，其中正電壓在一個收起方向上驅動該右舷致動器操縱桿，而負電壓在一個伸展方向上驅動該右舷致動器操縱桿。左舷致動器950和右舷致動器960可以被配置有伸展/收起反饋，該反饋可以進一步調(diào)整和/或微調(diào)該致動器操縱桿的定位。在一些實施方案中，這種航空飛行器可以被配置為使得這些尾緣因這些對應的彈性元件各自提供的轉動力而可以最初被向上偏轉。在一個實例中，其中這些機翼是沿著機身的底部而布置的，并且機身的頂部是朝向天空而定向的，這些尾緣偏轉可以產(chǎn)生向上的俯仰力矩，通過這些致動器操縱桿中每一個的轉動性的伸展而隨后可以將這些俯仰力矩降低或帶到零(即，配平)。在一些實施方案中，多個線性致動器可以取代致動這些接觸操縱桿的這些示例性轉動致動器?？紤]到以上實施方案的特定特征和方面的不同組合和/或子組合是可以作出的并且仍然落在本發(fā)明的范圍之內(nèi)。因此，應理解，所披露的實施方案的不同特征和方面可以彼此組合或互相替換，以便形成所披露的本發(fā)明的變化模式。此外，旨在表明在此通過舉例方式披露的本發(fā)明的范圍不應受以上所描述的特定的披露的實施方式的限制。
權利要求
1.一種航空飛行器，包括一個機身，該機身容納了一個機身安裝的第一操縱器；一個第一機翼，該第一機翼包括彈性地安裝在該第一機翼上的一個第一控制表面，其中該第一控制表面與機身安裝的該第一操縱器是相對的；可轉動地附接到該機身殼體上的一個第二機翼；以及一個機身安裝的第二操縱器，該第二操縱器被布置在該機身殼體之內(nèi)并且是部分地可伸展以便接合該第二機翼。
2.如權利要求1所述的航空飛行器，進一步包括該機身容納的一個機身安裝的第三操縱器；以及一個第三機翼，該第三機翼包括彈性地安裝在該第三機翼上的一個第二控制表面。
3.如權利要求2所述的航空飛行器，進一步包括可轉動地附接到該機身殼體上的一個第四機翼。
4.如權利要求2所述的航空飛行器，進一步包括一個中部本體，并且其中該第一機翼和該第三機翼是沿著該機身的中部本體布置的。
5.如權利要求3所述的航空飛行器，該機身進一步包括一個漸縮的后部部分，并且其中該第二機翼和該第四機翼是沿著該機身的漸縮的后部部分而布置的。
6.如權利要求1所述的航空飛行器，其中該機身安裝的第一操縱器是通過一個第一機身開口可伸展的一個第一致動器操縱桿。
7.如權利要求2所述的航空飛行器，其中該機身安裝的第三操縱器是通過一個第二機身開口可伸展的一個第二致動器操縱桿。
8.如權利要求1所述的航空飛行器，其中該彈性安裝的第一控制表面是鉸接在該第一機翼附近的一個直線接頭處的該第一機翼的一個后緣。
9.如權利要求1所述的航空飛行器，其中該航空飛行器在運行過程中是無人駕駛的。
10.一種航空飛行器飛行控制的方法，該方法包括提供與一個機身安裝的第一致動器操縱桿相對的一個第一彈性安裝的控制表面；并且基于一個或多個命令信號通過該機身安裝的第一致動器操縱桿來偏轉該第一彈性安裝的控制表面。
11.一種航空飛行器，包括一個機身，該機身包括一個向后漸縮的殼體；可轉動地附接到該機身殼體上的一個第一機翼；以及一個操縱器元件，該操縱器元件被布置在該機身殼體之內(nèi)并且是部分地可伸展的以便接合該第一機翼。
12.如權利要求11所述的航空飛行器，其中該機身的后部以部分地由該第一機翼限定的一個角度漸縮。
13.如權利要求12所述的航空飛行器，其中該第一機翼被彈性地安裝到該機身殼體上。
14.如權利要求12所述的航空飛行器，其中該第一機翼通過一個鉸鏈被安裝到該機身殼體上。
15.如權利要求13所述的航空飛行器，其中該第一機翼圍繞一條軸線轉動并且該轉動軸線相對于該機身殼體的縱向軸線是傾斜的。
16.如權利要求15所述的航空飛行器，其中該第一機翼是響應于該操縱器元件的一個平移。
17.如權利要求16所述的航空飛行器，其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的。
18.如權利要求17所述的航空飛行器，其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼的角轉動。
19.如權利要求18所述的航空飛行器，其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的。
20.如權利要求19所述的航空飛行器，其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。
21.如權利要求14所述的航空飛行器，其中該轉動軸線是圍繞一條鉸接線，該鉸接線相對于該機身殼體的縱向軸線是傾斜的。
22.如權利要求21所述的航空飛行器，其中該第一機翼是響應于該操縱器元件的平移。
23.如權利要求22所述的航空飛行器，其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的。
24.如權利要求23所述的航空飛行器，其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼的角轉動。
25.如權利要求M所述的航空飛行器，其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的。
26.如權利要求25所述的航空飛行器，其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。
27.如權利要求11所述的航空飛行器，進一步包括一個可轉動地附接到該機身殼體上的第二機翼；其中該第二機翼與該第一機翼相對；其中該機身的后部以由該第二機翼進一步限定的一個角來漸縮；其中該第一機翼和該第二機翼抵靠著該操縱器元件的相對端； 并且其中該操縱器元件與該第一機翼和該第二機翼接合。
28.如權利要求27所述的航空飛行器，其中該第一機翼和該第二機翼彼此協(xié)作地移動。
29.如權利要求觀所述的航空飛行器，其中該第一機翼和該第二機翼被彈性地安裝到該機身殼體上；其中該第一機翼和該第二機翼的轉動軸線相對于該機身殼體的一條縱向軸線是傾斜的；其中該第一機翼和該第二機翼是響應于該操縱器元件的平移；其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的；其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼和該第二機翼的角轉動；其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的；并且其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。
30.如權利要求觀所述的航空飛行器，其中該第一機翼是通過一個鉸鏈安裝到該機身殼體上；其中該轉動軸線是圍繞一條鉸接線，該鉸接線相對于該機身殼體的一條縱向軸線是傾斜的；其中該第一機翼和該第二機翼是響應于該操縱器元件的平移；其中該操縱器元件相對于該機身殼體的縱向軸線是橫向可伸展的；其中該操縱器元件是與一個致動器相接合的以便實現(xiàn)該第一機翼和該第二機翼的角轉動；其中該操縱器元件從一個機身開口是進一步可伸展的；并且其中該操縱器元件在一條單一軸線上平移。
全文摘要
一種包括航空飛行器或無人駕駛航空飛行器(UAV)(100，400，1000，1500)的系統(tǒng)被配置成通過多個機翼(141，142，1345，1346)來控制俯仰、橫搖和/或偏擺，這些機翼具有與機身殼體偏轉致動器操縱桿(621，622)相對的多個彈性安裝的后緣。多個實施方案包括一個或多個方向舵元件(1045，1046，1145，1146，1245，1345，1346，1445，1446，1545，1546)，這些方向舵元件能夠可轉動地進行附接并通過布置在機身殼體(1001)內(nèi)并且是部分地可伸展以便與該一個或多個方向舵元件接合的一個操縱器元件(1049，1149，1249，1349)進行致動。
文檔編號B64C9/34GK102574575SQ201080047106
公開日2012年7月11日 申請日期2010年9月9日 優(yōu)先權日2009年9月9日
發(fā)明者內(nèi)森·奧爾森, 卡洛斯·托馬斯·米拉勒, 尼克·普拉姆, 陶碩 申請人:威羅門飛行公司